陳 錢，白 鵬，陳 農(nóng)，李 鋒

(中國航天空氣動力技術研究院，北京 100074)

0 引言

變形飛機是相對于傳統(tǒng)固定外形飛機而言的一類新飛行器。隨著飛行環(huán)境與任務的變化，變形飛機能如鳥類等飛行生物一樣靈活改變自身形狀與尺寸，獲得實時最優(yōu)性能。由于其仿生飛行特性［1－4］和空天應用前景［5－6］，變形飛機引起 Cornell，Purdue 等二十所以上研究型大學的研究興趣，受到NASA和DARPA等政府機構的投資重視，促成Lockheed Martin，NextGen Aeronautics等空天公司的持續(xù)參與，成為近年研究熱點［7－18］。

已有的關于變形飛機的研究，可分為三類:小尺度局部變形、中尺度分布變形、大尺度全局變形。小尺度局部變形研究具有許多活躍的研究主題，如通過射流等方式實現(xiàn)“虛擬形狀變化”［19－20］，或通過柔性材料結構與精密作動裝置等方式實現(xiàn)“實際形狀變化”［21］，從而對飛機局部流場結構產(chǎn)生有利影響，進而提高飛機性能。研究過程中，小尺度局部變形正越來越廣泛地應用于實際飛行。探索更合適的小尺度局部變形方式(如鳥類羽毛微細結構在飛行時的主動變形［22］)，是未來的研究趨勢之一。中尺度分布變形研究是通過改變翼型彎度、厚度、弦長等方式，實現(xiàn)氣動特性改進［23－24］和控制效率提升［25－26］。智能材料與結構研究的進展，使得中尺度分布變形越來越優(yōu)于傳統(tǒng)襟翼與副翼。未來的中尺度分布變形研究，將擴展變形的適用飛行范圍以獲得新的潛能［24］。大尺度全局變形研究中概念創(chuàng)新十分關鍵，如已有的折疊翼方案［15－16］和蝙蝠翼方案［17－18］，均進行了全新概念設計，以便從根本上實現(xiàn)氣動、結構、控制方面的顯著收益。目前，通過地面測試、風洞實驗、飛行演示驗證，大尺度全局變形已經(jīng)顯示了巨大發(fā)展價值。在多學科交叉思路下，未來的大尺度全局變形研究將使變形飛機實現(xiàn)智能化［18］。

本文研究大尺度全局變形所引起的非定常氣動問題。在飛機大尺度全局變形過程中，流場的內(nèi)邊界發(fā)生著大的變化，因而飛機的氣動特性呈現(xiàn)出顯著的非定常性;研究這種非定常性，對于更深入地理解變形飛機的氣動特性和更可靠地控制變形飛機的仿生飛行，具有重要意義。在前期研究［27］中，通過變后掠變展長翼身組合體的氣動特性近似理論分析、數(shù)值模擬和風洞實驗，初步認識了變形過程中的準定常氣動特性并探索了變形過程中的非定常氣動特性;本文基于“滑動蒙皮變后掠無人機”這一更新的“可變形飛行器大尺度全局變形研究平臺”，進一步探索變形過程中的非定常氣動特性。

1 滑動蒙皮變后掠無人機概念原理

本文研究對象為變后掠無人機。無人機為鴨式布局，主翼分為兩段，內(nèi)段外形固定，外段后掠角可雙向變化;另外，主翼外段翼尖置有垂直尾翼。圖1給出了無人機變后掠過程中主翼外段處于兩種典型后掠角時全機的平面投影。

為了實現(xiàn)無人機的大尺度變后掠，主翼外段經(jīng)過了特別設計:主翼外段包括三部分結構，分別為能繞固定點轉(zhuǎn)動的前緣、能進行“可控錯動”的平行四邊形中間結構、能繞固定點轉(zhuǎn)動的后緣，其中，前緣與后緣均具有剛性型面，而中間結構則由翼肋、桁條、柔性蒙皮構成。為了使變形過程中無人機始終保持較規(guī)范氣動外形，前緣和后緣與主翼內(nèi)段交界處均設計了小型剛性件。

上述中間結構在“可控錯動”過程中，各翼肋始終與機身軸線平行，各桁條則分別繞內(nèi)側端點旋轉(zhuǎn)，而柔性蒙皮則發(fā)生“滑動”的剪切式變形，因而本文將這種變后掠無人機稱為“滑動蒙皮變后掠無人機”。

圖1 主翼外段后掠角可變的變后掠無人機Fig.1 Variable-sweep unmanned aerial vehicle with wing outboard section morphing

2 變后掠非定常氣動特性實驗測試

依據(jù)上述概念原理，研制了帶有閉環(huán)控制系統(tǒng)的滑動蒙皮變后掠無人機風洞實驗模型。模型機身長1.101 m，最大展長1.910m。模型主翼外段由置于主翼內(nèi)段的電動推桿驅(qū)動。主翼外段的每一后掠角對應著電動推桿的某一伸長量，電動推桿的每一伸長量對應著電動推桿內(nèi)電阻元件的某一電阻值，因而，當控制系統(tǒng)測得電動推桿內(nèi)電阻元件的電阻值時，即可計算出主翼外段的后掠角，從而將這一后掠角值用于變后掠過程的閉環(huán)控制。閉環(huán)控制主要由控制器來完成?？刂破髂芘c計算機軟件進行通信以獲取初始指令，能控制電動推桿的轉(zhuǎn)/停，能從電動推桿獲得電阻元件的電阻值并計算出主翼外段的后掠角值用于閉環(huán)控制。所有控制信號線均采用屏蔽線，并與電源線一起從實驗模型尾部引出。

實驗風洞為單回流閉口低速風洞，實驗段長14m，橫截面為3m×3m的四角圓化正方形，圓角半徑0.5m，有效橫截面積8.7854m2?？诊L洞最高風速100m/s，風洞湍流度低于0.13%，風洞內(nèi)壁上、下各有0.2°擴張角，以消除沿壁面的邊界層增長的影響，并基本消除實驗段軸向靜壓力梯度。氣動力與力矩測量采用N6YT19#內(nèi)式六分量應變天平。實驗中風速為25m/s。

實驗模型后掠角變化規(guī)律包括兩種，一是三角函數(shù)規(guī)律:

式中，λ為t時刻后掠角，λ1為最小后掠角，λ2為最大后掠角，T為運動周期。二是周期線性函數(shù)規(guī)律:

式中，n為運動周期數(shù)，其它符號意義同上。

實驗模型后掠角變化速率包括三種，分別對應T的三種取值。

變形飛機氣動特性測試相比于傳統(tǒng)固定外形飛機氣動特性測試，在實驗數(shù)據(jù)采集與處理方面具有諸多差異。本小組根據(jù)前期研究［27］，獲得了這些差異的具體特點，并針對這些特點，設計了相應的實驗方法，詳見文獻。

3 結果分析

在研究變后掠無人機變形過程中的非定常氣動特性之前，有必要對其準定常氣動特性進行研究，以便對后掠角的影響形成預先認知。圖2顯示了變后掠無人機處于不同后掠角時的氣動特性。圖2(a)表明，在失速前的正攻角時，升力隨后掠角增大而減小，且后掠角增大能延遲失速。圖2(b)表明，不同外形的阻力極曲線族所形成的包線，范圍大于任一單獨外形的阻力極曲線所形成的包線，因而對于任一給定升力，變后掠無人機可以通過采用適當外形來達到實時最優(yōu)阻力。圖2(c)表明，在升力系數(shù)為0.5附近，外形改變能使升阻比改變80%以上，預示著變形技術在氣動效率改進方面的巨大潛力。圖2(d)表明，變形前后無人機均處于靜穩(wěn)定狀態(tài)。

變后掠過程中，無人機氣動特性會與上述準定常結果呈現(xiàn)何種差異，是亟待回答的問題。為此，首先選取一典型攻角，研究了此攻角下無人機氣動特性隨后掠角連續(xù)變化的規(guī)律。

圖3顯示了10°攻角下，后掠角按(1)式變形規(guī)律以不同運動周期進行變形時，一個周期內(nèi)升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)隨后掠角的變化，并與定態(tài)實驗的準定常結果進行了比較。

從圖3(a、b)均可見，非定常結果與準定常結果存在顯著差異。定性的具體表現(xiàn)為:1)后掠角往復變化的一個周期內(nèi)，非定常升力系數(shù)曲線在準定常升力系數(shù)曲線周圍形成滯回環(huán);2)變后掠越快(即運動周期越短)，滯回環(huán)越大。定量的具體表現(xiàn)為:無人機以約7.5°/s的速率變后掠，會使非定常氣動特性數(shù)值偏離其相應的準定常數(shù)值5%以上。進一步觀察圖3(a、b)可見，非定常升力系數(shù)的滯回環(huán)呈順時針方向，俯仰力矩系數(shù)的滯回環(huán)呈逆時針方向，即:后掠角增大時，非定常升力系數(shù)趨向于大于準定常升力系數(shù)，而俯仰力矩系數(shù)趨向于小于準定常俯仰力矩系數(shù);后掠角減小時，規(guī)律與之相反。在分析上述觀察所得規(guī)律的產(chǎn)生原因之前，有必要考慮另一個問題，即:這些規(guī)律是具有一定普適性的，還是具有一定偶然性的。為此，選取另一典型攻角，同樣研究了此攻角下無人機氣動特性隨后掠角連續(xù)變化的規(guī)律。

圖4顯示了4°攻角下，后掠角按(1)式變形規(guī)律以不同運動周期T進行變形時，一個周期內(nèi)升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)隨后掠角的變化，并與定態(tài)實驗的準定常結果進行了比較?？梢?，10°攻角下變后掠時觀察得到的上述規(guī)律在4°攻角下變后掠時同樣成立。

既然上述規(guī)律具有一定的普適性，那么，以下對其成因進行初步分析，而詳細成因?qū)⒃诤罄m(xù)工作中予以進一步研究。

對于“滯回環(huán)形式的非定常氣動特性”，成因可能在于變后掠引起的流場結構遲滯。圖9比較了后掠角時變規(guī)律與升力系數(shù)時變規(guī)律，其中三幅子圖分別表示三種不同變后掠速率的情形。從任一幅子圖均可見，升力系數(shù)開始顯著變化的時刻明顯滯后于后掠角開始顯著變化的時刻。氣動特性上的這種滯后可能源于流場結構上的遲滯，因為變后掠過程中流場邊界連續(xù)變化，而相應的流場結構變化可能慢于流場邊界變化。

對于“變后掠越快滯回環(huán)越大”，成因包括多個方面。第一方面，從圖5三幅子圖可見“升力系數(shù)開始顯著變化的時刻”相對于“后掠角開始顯著變化的時刻”的滯后量，因變后掠速率不同而不同;變后掠越快，滯后量越小(這里應注意到，圖5三幅子圖的橫坐標刻度不同);這似乎會引起“變后掠越快滯回環(huán)越小”。然而，另一方面的情況是，時間軸上的滯后量換算到后掠角軸上的滯后量時，變后掠速率越大則滯后量被“放大”的“倍數(shù)”越大。由此可推斷，本文實驗中，第二個方面占優(yōu)，因而出現(xiàn)的現(xiàn)實是“變后掠越快滯回環(huán)越大”。

對于“升力系數(shù)與俯仰力矩系數(shù)二者滯回環(huán)方向相反”，成因在于壓心在力矩參考點之后，俯仰力矩為負值，即俯仰力矩為低頭力矩。

圖5 后掠角與氣動特性隨時間的變化Fig.5 Variation of sweep-angle and aerodynamic characteristics with time

另外，可對變后掠引起的“機翼附加速度”進行考察。無人機的主翼外段變后掠時，其相對于遠場來流的速度發(fā)生變化，這將使非定常氣動特性(如升力)的數(shù)值產(chǎn)生較大變化，這似乎是非定常氣動特性與準定常氣動特性產(chǎn)生顯著差異的原因之一。在定量近似分析了這種原因的可能性之后，發(fā)現(xiàn)本文實驗參數(shù)條件下，“機翼附加速度”與遠場來流速度相比極小，因而可忽略這一原因。后續(xù)研究可針對一般意義上的變后掠，合理選取多組計算或?qū)嶒瀰?shù)，對這一原因繼續(xù)探討。

在實驗模型設計過程中，還構建了另一變后掠運動規(guī)律，即式(2)的周期線性函數(shù)規(guī)律。圖6顯示了10°攻角下，后掠角按式(2)變形規(guī)律進行變形時，一個周期內(nèi)升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)隨后掠角的變化，并與定態(tài)實驗的準定常結果進行了比較?？梢?，上述結論對此情形同樣成立。

上文指出，無人機以約7.5°/s的速率變后掠，會使非定常氣動特性數(shù)值偏離其相應的準定常數(shù)值5%以上。這一較大偏離，表明了研究變后掠過程中非定常氣動特性的意義，也對變形過程中的飛行控制提出了較高要求。后續(xù)研究將更多采用定量視角，對變后掠過程中的非定常氣動特性予以探討。

圖6 10°攻角下以周期線性函數(shù)變后掠時的氣動特性Fig.6 Aerodynamic characteristics in 10°angle-of-attack with sweep-angle varying in linear manner

4 結論

通過變后掠無人機的風洞實驗研究，探索了變形過程中在非定常氣動力方面的特性及其產(chǎn)生原因，得到以下主要結論:

(1)變后掠過程中的非定常氣動特性與相應的準定常氣動特性顯著不同。非定常氣動特性曲線在相應的準定常曲線周圍形成滯回環(huán);變后掠速率越快，滯回效應越顯著;

(2)當無人機主翼外段以約7.5°/s的速率變后掠時，非定常氣動特性數(shù)值偏離相應的準定常數(shù)值達5%以上，表明了工程設計中應對變后掠過程中的非定常氣動特性予以重視;

(3)變后掠無人機非定常氣動特性產(chǎn)生的主要原因可能在于流場結構遲滯和機翼附加速度。

對于變后掠過程中非定常氣動特性影響因素和物理機制的全面探討，將是后續(xù)研究中的重要內(nèi)容。

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